FR2871879A1 - METHOD OF EVALUATING AND SIGNALIZING SIDE MARGIN OF MANEUVER ON EITHER OF THE TRACK OF THE FLIGHT PLAN OF AN AIRCRAFT - Google Patents

Abstract

Les parties du plan de vol d'un aéronef correspondant à des trajectoires latérales à basse altitude peuvent comporter des passages à liberté d'évolution latérale limitée soit par des risques de collision avec le sol, soit par des risques de pénétration dans une zone interdite de survol. Le procédé permet de les signaler à l'attention de l'équipage, sur l'écran de navigation du bord, pour qu'il redouble d'attention. II utilise pour ce faire une méthode de détection analogue à celle des systèmes TAWS avertisseur de risque de collision avec le sol avec des enveloppes de protection liées à l'aéronef, de formes adaptées à la surveillance de l'intégrité des espaces nécessaires à l'aéronef pour effectuer des virages à plat aussi serrés qu'il est autorisé, cela en tenant compte du vent local.The parts of the flight plan of an aircraft corresponding to lateral trajectories at low altitude may include passages with freedom of lateral movement limited either by the risk of collision with the ground, or by the risk of entering a prohibited zone. flyover. The method makes it possible to bring them to the attention of the crew, on the onboard navigation screen, so that they redouble their attention. To do this, it uses a detection method similar to that of TAWS warning systems for the risk of collision with the ground with protective envelopes linked to the aircraft, shapes adapted to monitoring the integrity of the spaces necessary for the aircraft to make flat turns as tight as permitted, taking local wind into account.

Description

PROCEDE D'EVALUATION ET DE SIGNALISATION DES MARGESMARGIN EVALUATION AND SIGNALING METHOD

LATERALES DE MANOEUVRE DE PART ET D'AUTRE DE LA TRAJECTOIRE DU PLAN DE VOL D'UN AERONEF La présente invention concerne l'aide à la navigation embarquée pour des aéronefs suivant une partie de plan de vol correspondant à une trajectoire latérale à basse altitude pouvant comporter des passages à liberté d'évolution latérale limitée soit par des risques de collision avec le sol, soit par des risques de pénétration dans une zone interdite de survol. Elle est relative à l'affichage, à l'intention de l'équipage d'un aéronef, des passages de la trajectoire du plan de vol soumis à des limitations de liberté d'évolution latérale.  The present invention relates to the on-board navigation aid for aircraft following a part of the flight plan corresponding to a low-altitude lateral trajectory that can be used. have free passage of limited lateral evolution either by risks of collision with the ground, or by risks of penetration into a prohibited overflight zone. It relates to the display, for the crew of an aircraft, of the passages of the trajectory of the flight plan subject to limitations of freedom of lateral evolution.

Parmi les systèmes embarqués d'aide à la navigation pour des aéronefs suivant des trajectoires relativement proches du sol, on connaît les systèmes avertisseurs de risque de collision avec le sol dits TAWS (acronyme de l'expression anglo-saxonne: "Terrain Awarness and Warning System"). Ces systèmes TAWS émettent des alarmes sur la nécessité de modifier, à plus ou moins court terme, la trajectoire suivie pour éviter une collision avec le relief ou des obstacles au sol, ou la pénétration dans une zone interdite de survol. Ils basent leurs alarmes sur la pénétration du relief ou d'un obstacle au sol ou le passage d'une zone interdite de survol, dans ou sous un ou plusieurs volumes de protection liés à l'aéronef et s'étendant au devant et en dessous de la position courante de l'aéronef. Le relief, les obstacles au sol et les zones interdites de survol sont répertoriés dans une carte topographique de la région survolée élaborée à partir d'une base de données d'élévations du terrain embarquée ou consultable depuis l'aéronef. Le ou les volumes de protection liés à la position courante de l'aéronef sont dimensionnés de manière à contenir la majorité des trajectoires de dégagement à la portée de l'aéronef, vis à vis d'un éventuel relief, obstacle ou zone interdite de survol placé sur sa trajectoire prévisible à court terme.  Among the on-board navigational aid systems for aircraft in relatively close-to-ground flight paths, the so-called TAWS ground-collision warning systems are known ("Awarness and Warning Terrain"). System "). These TAWS systems emit alarms on the need to modify, in more or less short term, the trajectory followed to avoid a collision with terrain or obstacles on the ground, or the penetration into a prohibited overflight zone. They base their alarms on the penetration of the terrain or obstacle on the ground or the passage of a prohibited overflight zone, in or under one or more volumes of protection related to the aircraft and extending in front and below the current position of the aircraft. The terrain, the obstacles on the ground and the forbidden zones of overflight are listed in a topographic map of the region overflown elaborated starting from a database of elevations of the ground embarked or searchable since the aircraft. The protective volume or volumes related to the current position of the aircraft are dimensioned so as to contain the majority of the clearance paths within range of the aircraft, with respect to a possible relief, obstacle or no-fly zone. placed on its foreseeable short-term trajectory.

Ces systèmes avertisseurs de risques de collision avec le sol TAWS ne s'intéressent qu'aux risques de collision avec le sol présentés par la trajectoire prévisible à court terme pour l'aéronef, déduite de sa position courante et de ses vecteurs vitesse et accélération du moment. Ils ne renseignent pas l'équipage sur ses marges latérales de manoeuvre.  These TAWS ground hazard warning systems are only concerned with the risks of ground collision presented by the foreseeable short-term trajectory for the aircraft, deduced from its current position and its vectors speed and acceleration of the aircraft. moment. They do not inform the crew on its lateral margins of maneuver.

Pour répondre à ce besoin, la demanderesse a déjà proposé, dans une demande de brevet français FR 2.842.594, un système embarqué d'aide à la navigation pour aéronef alertant l'équipage d'un aéronef sur le temps lui restant pour entamer des manoeuvres latérales de dégagement, lorsqu'il apparaît des restrictions à ses marges latérales de manoeuvre de part et d'autre d'une trajectoire fictive telle que sa trajectoire prévisible à court terme. Plus précisément, ce système met en oeuvre un procédé consistant à: - définir deux zones à palper, l'une à droite et l'autre à gauche, o d'une trajectoire fictive à parcourir, désignée par trajectoire support de palpeur, - palper, pour chacune des deux zones à palper à droite et à gauche, un relief sous-jacent en vue d'identifier des sous-zones dangereuses à droite et/ou à gauche, - calculer pour chacune des sous-zones dangereuses à droite et/ou à gauche, un temps AT restant pour débuter une manoeuvre de dégagement avant un point de non retour, et déterminer pour les sous-zones dangereuses à droite un AT minimal noté AT droite, et/ou pour les sous- zones dangereuses à gauche un AT minimal noté AT gauche, et - établir une aide à la navigation à partir de AT droite et/ou AT gauche.  To meet this need, the Applicant has already proposed, in a French patent application FR 2,842,594, an onboard navigation aid system for an aircraft alerting the crew of an aircraft on the time remaining to initiate operations. lateral maneuvers of disengagement, when there are restrictions to its lateral margins of maneuver on both sides of a fictitious trajectory such as its foreseeable short-term trajectory. More specifically, this system implements a method of: - defining two areas to be probed, one on the right and the other on the left, o a fictitious trajectory to be traveled, designated by probe support trajectory, - palpate , for each of the two zones to be probed on the right and on the left, an underlying relief in order to identify dangerous sub-zones on the right and / or on the left, - calculate for each of the dangerous sub-zones on the right and / or on the left, a remaining AT time to start a clearance maneuver before a point of no return, and determine for the dangerous sub-zones on the right a minimum AT rated right AT, and / or for the dangerous sub-zones on the left a AT minimal noted AT left, and - establish an aid to navigation from right AT and / or left AT.

La présente invention a pour but un autre type d'aide à la navigation embarquée renseignant l'équipage d'un aéronef non pas sur le délai qui lui reste pour entamer une éventuelle manoeuvre latérale de dégagement mais sur les passages de la trajectoire prévue à son plan de vol où il rencontrera des limitations de ses marges latérales de manoeuvres.  Another purpose of the present invention is to provide a type of on-board navigation aid informing the crew of an aircraft not of the time remaining for initiating a possible lateral release maneuver, but of the passages of the trajectory planned for its purpose. flight plan where he will encounter limitations of his lateral margins of maneuvers.

Elle a pour objet un procédé d'évaluation et de signalisation des marges latérales de manoeuvre de part et d'autre d'une trajectoire prévue au plan de vol d'un aéronef pourvu d'un dispositif de localisation et d'un dispositif cartographique élaborant, à partir d'une base de données topographiques embarquée ou accessible du bord, une enveloppe du terrain survolé. Ce procédé comporte les étapes de: génération, à partir d'une position de l'aéronef courant le long de la trajectoire prévue à son plan de vol, de deux enveloppes accolées de protection latérale, droite et gauche s'étendant l'une à droite et l'autre à gauche d'une bande de navigation centrée sur la trajectoire prévue au plan de vol et de largeur tenant compte des incertitudes de localisation de l'aéronef, de l'imprécision de l'enveloppe du terrain survolé délivrée par le dispositif cartographique et de la tolérance latérale admise dans le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol, l'enveloppe de o protection latérale droite délimitant un volume suffisant pour permettre à l'aéronef d'effectuer au moins un demi-tour, à plat, par la droite, au cours d'un virage à rayon imposé, l'enveloppe de protection latérale gauche délimitant également un volume suffisant pour permettre à l'aéronef d'effectuer au moins un demi-tour, à plat, par la gauche, au cours d'un virage à rayon imposé, et détection des intrusions de l'enveloppe du terrain survolé dans les enveloppes de protection latérales droite et gauche.  It relates to a method for evaluating and signaling the lateral maneuvering margins on either side of a trajectory provided for in the flight plan of an aircraft provided with a locating device and an elaborating cartographic device. , from an on-board or accessible topographic database, an envelope of the terrain overflown. This method comprises the steps of: generating, from a position of the aircraft running along the trajectory provided for in its flight plan, two contiguous lateral protection envelopes, right and left extending one to right and the other to the left of a navigation band centered on the trajectory provided for in the flight plan and of the width taking into account the uncertainties of the location of the aircraft, the inaccuracy of the envelope of the terrain overflown issued by the cartographic device and lateral tolerance allowed in the tracking of the trajectory provided for in the flight plan, the envelope of o right side protection delimiting a sufficient volume to allow the aircraft to perform at least a half-turn, flat on the right, during an imposed radius turn, the left lateral protection envelope also delimits a volume sufficient to allow the aircraft to make at least a half turn, flat, from the left, in the neck rs of an imposed radius turn, and detection of intrusions from the terrain envelope overflown into the right and left side protection envelopes.

II est remarquable en ce qu'il comporte en outre une étape de signalisation des passages de la trajectoire prévue au plan de vol à marges réduites de manoeuvre latérale sur la droite et/ou sur la gauche correspondant à des détections d'intrusion de l'enveloppe du terrain survolé dans l'une et ou l'autre des enveloppes latérales droite ou gauche de protection.  It is remarkable in that it furthermore comprises a step of signaling the passages of the trajectory provided for in the reduced margin lateralized flight plan on the right and / or on the left corresponding to intrusion detections of the envelope of land overflown in one or the other side envelopes right or left of protection.

Avantageusement, lorsqu'une partie de la trajectoire prévue au plan de vol est affichée sur une carte de navigation, l'étape de signalisation consiste à signaler une limitation de marge latérale de manoeuvre en un point de la partie affichée de la trajectoire prévue au plan de vol par un doublement du tracé de la trajectoire au point concerné, du côté de chaque enveloppe latérale droite ou gauche de protection ayant subie une intrusion de l'enveloppe du terrain survolé.  Advantageously, when a part of the trajectory provided for in the flight plan is displayed on a navigation map, the signaling step consists in signaling a limitation of maneuvering lateral margin at a point in the displayed part of the trajectory provided for in the plan. of flight by a doubling of the trajectory of the trajectory at the point concerned, on the side of each side envelope right or left of protection having undergone an intrusion of the envelope of the terrain overflown.

Avantageusement, les enveloppes latérales droite et gauche de protection sont dimensionnées de manière à délimiter un volume suffisant pour permettre à l'aéronef d'effectuer un tour complet, à plat, par la droite ou par la gauche et cela compte tenu du vent local.  Advantageously, the right and left side protection covers are dimensioned so as to delimit a sufficient volume to allow the aircraft to perform a complete turn, flat, by the right or left and that given the local wind.

2871879 4 Avantageusement, le rayon de virage imposé pour les tours complets, à plat, par la droite et par la gauche est un rayon minimum de virage autorisé pour l'aéronef considéré.  Advantageously, the turning radius imposed for full laps, flat, from the right and from the left is a minimum turning radius allowed for the aircraft in question.

Avantageusement, une enveloppe latérale droite ou gauche de protection est de forme parallélépipédique, avec une face inférieure horizontale placée en dessous de l'aéronef à une distance verticale correspondant à une marge de hauteur de sécurité augmentée d'une marge de manoeuvre de retour à l'horizontal, deux faces latérales verticales, l'une tangente à la route de l'aéronef, l'autre décalée latéralement de l'aéronef de la distance nécessaire à l'aéronef pour accomplir un demi-tour compte tenu du vent local et du rayon imposé de virage, une face frontale et une face arrière verticales ayant la route de l'aéronef comme axe directeur, la face frontale étant placée en avant de l'aéronef à une distance correspondant à celle nécessaire à l'aéronef pour accomplir un quart de tour compte tenu du vent local et du rayon imposé de virage et la face arrière étant écartée de la face avant de la distance nécessaire à l'aéronef pour compléter le quart de tour par un demi-tour compte tenu du vent local et du rayon imposé de virage.  Advantageously, a right or left side protective envelope is of parallelepipedal shape, with a horizontal lower face placed below the aircraft at a vertical distance corresponding to a safety height margin increased by a margin of maneuver back to the horizontal, two vertical lateral faces, one tangent to the aircraft route, the other offset laterally from the aircraft the distance required for the aircraft to perform a half-turn given the local wind and the imposed turning radius, a front face and a vertical rear face having the aircraft's route as the steering axis, the front face being placed in front of the aircraft at a distance corresponding to that required for the aircraft to perform a quarter of turn given the local wind and the radius imposed turn and the rear face being spaced from the front face of the distance required by the aircraft to complete the quarter of t or by a half turn considering the local wind and the imposed turning radius.

Avantageusement, les dimensions longitudinales des enveloppes latérales droite et gauche de protection sont fonction du rayon imposé de virage et des positions, par rapport à l'aéronef, des points des traces au sol des virages au rayon imposé correspondant, pour l'aéronef, à une annulation de sa composante de vitesse parallèle à la route prévue au plan de vol. Avantageusement, les dimensions latérales des enveloppes latérales droite et gauche de protection sont fonction du rayon imposé de virage et des positions, par rapport à l'aéronef, des points des traces au sol des virages au rayon imposé correspondant, pour l'aéronef, à une annulation de sa composante de vitesse perpendiculaire à la route prévue au plan de vol. Avantageusement, les enveloppes latérales droite et gauche de protection ont une même dimension longitudinale.  Advantageously, the longitudinal dimensions of the right and left side protective envelopes are a function of the imposed turning radius and the positions, with respect to the aircraft, of the points of the ground tracks of the turns with the corresponding radius, corresponding to the aircraft, to a cancellation of its speed component parallel to the planned route in the flight plan. Advantageously, the lateral dimensions of the right and left side protective envelopes are a function of the imposed turning radius and the positions, with respect to the aircraft, of the points of the ground tracks of the turns with the prescribed radius corresponding, for the aircraft, to a cancellation of its speed component perpendicular to the route provided for in the flight plan. Advantageously, the right and left side protective envelopes have the same longitudinal dimension.

Avantageusement, les enveloppes latérales droite et gauche de protection ont pour dimension longitudinale la somme d'une composante Lf, en direction de l'avant de l'aéronef, prise égale à la plus grande valeur parmi g. tan ÇProll TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, çProu étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manoeuvre de virage, g étant l'accélération de la pesanteur, et - les valeurs prises par la composante yt parallèle à la route prévue au plan de vol, de l'éloignement des positions sur les traces au sol de virages à droite et à gauche, au rayon imposé, aux temps tLr1, tLl1 et tLr2, tL,2 des premières et deuxièmes annulations de la composante de vitesse de l'aéronef parallèle à la route prévue au plan de vol L f = Max [2R; yt &DI) ; .y, (tLl2).yt (tLr3l); Yt (tLr2)I et d'une composante Lr, en direction de l'arrière de l'aéronef, prise égale à la valeur absolue de la plus petite des valeurs prises par la composante yt parallèle à la route prévue au plan de vol sur les traces au sol des virages à droite et à gauche, au rayon imposé, aux temps tLr1, tul et tLr2, tL,2 des premières et deuxièmes annulations de la composante de vitesse de l'aéronef parallèle à la route prévue au plan de vol: Lr = Abs(Min[yt (tu, ) ; yt (tLl2) ; .y, (tLrf) ; yt (tLr2)D Avantageusement, les dimensions latérales des deux enveloppes latérales droite et gauche de protection ont pour dimensions latérales, l'une celle de droite Wr, la plus grande valeur parmi: - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par: TAS2 R= g. tan çoroll TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, ç ore étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manoeuvre de virage, et - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par: TAS2 R= 10 - les valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps tWrl et tWr2 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol, augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation: W, =Max[2R;xt(tw,l); xt(tw,2}]+Wn avec 8=+1 et l'autre, celle de gauche W,, la plus grande parmi: - le diamètre de virage 2R, et, les opposées des valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps t4,1 et tW12 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation: W, =Max[2R;-xt(tw,l) ;-xt(tw,z1+Wn avec 8=- 1 D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description ci-après d'un exemple de réalisation. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel: - une figure 1 est une vue en perspective d'un aéronef décrivant une trajectoire de plan de vol à relativement basse altitude au-dessus du relief, et des enveloppes latérales droite et gauche de protection qui lui sont associées conformément à l'invention, - une figure 2 illustre une carte de navigation montrant une trajectoire de plan de vol avec une signalisation de restriction de marges latérales de manoeuvre, conforme à l'invention, - une figure 3 illustre, en projection horizontale, des trajectoires circulaires correspondant à des virages à plat effectués par l'aéronef, à vitesse et angle de roulis constants en l'absence de vent local, 30 - une figure 4 illustre les traces au sol, en forme d'arches de cycloïde, des trajectoires circulaires montrées à la figure 3 résultant de la présence d'un vent local de travers, et - une figure 5 montre un profil vertical de trajectoire 5 correspondant à une remise à plat d'un aéronef initialement en descente, avant l'exécution d'un virage à plat.  Advantageously, the right and left side protective envelopes have for longitudinal dimension the sum of a component Lf, in the direction of the front of the aircraft, taken equal to the largest value among g. tan ÇProll TAS being the amplitude of the airspeed of the aircraft, çProu being the angle of roll of the aircraft during the turning maneuver, g being the acceleration of gravity, and - the values taken by the component yt parallel to the planned course of flight plan, from the distance of the positions on the ground tracks from left to right turns, to the imposed radius, to times tLr1, tLl1 and tLr2, tL, 2 of the first and second cancellations the speed component of the aircraft parallel to the planned flight path L f = Max [2R; yt &DI); (y) (tLl2) .yt (tLr3l); Yt (tLr2) I and a component Lr, in the direction of the rear of the aircraft, taken equal to the absolute value of the smallest of the values taken by the yt component parallel to the route provided for in the flight plan. the ground tracks of the right and left turns, the imposed radius, the times tLr1, tul and tLr2, tL, 2 of the first and second cancellations of the speed component of the aircraft parallel to the planned flight path : Lr = Abs (Min [yt (tu,); yt (tLl2); y, (tLrf); yt (tLr2) D Advantageously, the lateral dimensions of the two right and left protective side envelopes have, for lateral dimensions, one of the right side Wr, the largest value among: the turn diameter 2R whose value is given by: TAS2 R = g, tan çoroll TAS being the amplitude of the air speed of the aircraft, being the angle of roll of the aircraft during the turning maneuver, and - the turning diameter 2R whose value is given by: TAS2 R = 10 - the values taken by the xt component perpendicular to the planned flight plan track on the ground track of the imposed radius turn, at times tWrl and tWr2 of the first and second cancellations of the aircraft speed component perpendicular to the road in the flight plan, plus the width Wn of the navigation band: W, = Max [2R; xt (tw, l); xt (tw, 2}] + Wn with 8 = + 1 and the other, the left one W ,, the largest of: - the turning diameter 2R, and, the opposite of the values taken by the component xt perpendicular to the planned flight path on the ground track of the imposed radius turn, at times t4,1 and tW12 of the first and second cancellations of the speed component of the aircraft perpendicular to the planned flight plan route increased by the width Wn of the navigation band: W, = Max [2R; -xt (tw, l); -xt (tw, z1 + Wn with 8 = -1) Other features and advantages of the invention will emerge from the The following description of an exemplary embodiment This description will be made with reference to the drawing in which: FIGURE 1 is a perspective view of an aircraft describing a flight plan trajectory at a relatively low altitude over the relief, and the right and left protective side envelopes associated with it according to the invention, - a figure 2 illustrates a navigation chart showing a flight plan trajectory with a lateral margin restriction signaling according to the invention; - a figure 3 illustrates, in horizontal projection, circular trajectories corresponding to flat turns made by the aircraft, at constant speed and roll angle in the absence of local wind, FIG. 4 illustrates the ground tracks, in the form of cycloid arches, of the circular trajectories shown in FIG. 3 resulting from the presence of a local cross wind, and - a 5 shows a vertical trajectory profile 5 corresponding to a flattening of an aircraft initially downhill, before performing a flat turn.

La figure 1 montre un aéronef 1 suivant, à relativement basse altitude, une trajectoire 2 prévue dans son plan de vol, par exemple une o trajectoire d'approche d'un terrain d'atterrissage environné de montagnes. Des éléments du relief 3, 4, 5 relativement proches latéralement de la trajectoire de l'aéronef, atteignent des altitudes comparables ou supérieures à celle de la trajectoire 2 prévue au plan de vol et limitent les marges pour des manoeuvres latérales à plat. Il importe que l'équipage de l'aéronef 1 soit conscient de ces limitations au cas où il devrait, pour une raison ou une autre, quitter la trajectoire 2 prévue au plan de vol. Pour attirer l'attention de l'équipage d'un aéronef sur des restrictions à sa liberté de manoeuvre à plat résultant de risques de collision avec des reliefs, des obstacles au sol ou de risques de pénétration de zones à survol interdit, on propose d'utiliser une technique dérivée de celle des systèmes TAWS avertisseurs de risque de collision avec le sol en adaptant à ce problème, d'une part, la forme du volume de protection lié à l'aéronef dans lequel ne doivent pas pénétrer de relief ou d'obstacle au sol et qui ne doit pas passer au-dessus de zones interdites de survol et d'autre part, l'exploitation des détections d'intrusion ou de passage par rapport au volume de protection.  FIG. 1 shows a following aircraft 1, at relatively low altitude, a trajectory 2 provided in its flight plan, for example an o approach path of a landing field surrounded by mountains. Elements of the relief 3, 4, 5 relatively close to the lateral trajectory of the aircraft, reach altitudes comparable to or greater than that of the trajectory 2 provided in the flight plan and limit the margins for lateral maneuvers flat. It is important for the crew of the aircraft 1 to be aware of these limitations in case it should, for one reason or another, leave the trajectory 2 provided for in the flight plan. To draw the attention of the crew of an aircraft to restrictions on its freedom of maneuver due to the risk of collision with terrain, obstacles on the ground or the risk of penetration of prohibited overflight zones, it is proposed to use a technique derived from that of TAWS systems warning of collision with the ground by adapting to this problem, on the one hand, the shape of the protection volume related to the aircraft in which should not penetrate relief or obstacle to the ground and which must not pass over prohibited areas overflight and secondly, the operation of intrusion or passage detections in relation to the volume of protection.

La forme du volume de protection lié à l'aéronef 1 n'est plus déterminée de manière à rassembler la majorité des trajectoires de dégagement à la portée de l'aéronef 1 en cas de présence inopinée d'un relief, d'un obstacle au sol ou d'une zone interdite de survol sur sa trajectoire prévisible à court terme, mais de manière à s'assurer des libertés de manoeuvre à plat de l'aéronef tout au long de la partie de trajectoire prévue dans son plan de vol affichée sur une carte de navigation. Cela conduit à donner au volume de protection lié à l'aéronef 1 la forme de deux enveloppes accolées de protection, l'une à droite 6, l'autre à gauche 7 renfermant les espaces nécessaires à l'aéronef 1 pour effectuer un tour complet, à plat, avec un rayon de virage imposé et en tenant compte du vent local, par la droite pour l'enveloppe de protection latérale droite 6 et par la gauche pour l'enveloppe de protection latérale gauche 7. Ainsi, chacune des enveloppes de protection latérale 6, 7 s'étend à l'horizontal: - en avant de l'aéronef 1, dans une position courant le long de la trajectoire 2 prévue au plan de vol, sur des distances LFr, LF, suffisantes pour permettre à l'aéronef 1 d'effectuer un quart de tour, à l'horizontal, sur le côté droit ou gauche en effectuant un o virage avec le rayon imposé et compte tenu du vent local, - sur les côtés de l'aéronef, dans une position courant le long de la trajectoire 2 prévue au plan de vol, sur des distances Wr, W1 suffisantes pour permettre à l'aéronef 1 d'effectuer un demi-tour par la droite ou par la gauche en effectuant un virage avec le rayon imposé et compte tenu du vent local, vers l'arrière de l'aéronef 1, dans une position courant le long de la trajectoire 2 prévue au plan de vol, sur des distances LRr, LRI suffisantes pour permettre à l'aéronef 1 d'effectuer trois quarts de tour par la droite ou par la gauche en effectuant un virage avec le rayon imposé et compte tenu du vent local, et - vers le bas de l'aéronef 1, dans une position courant le long de la trajectoire 2 prévue au plan de vol, sur une hauteur suffisante Hb pour tenir compte d'une marge de sécurité et d'une éventuelle manoeuvre de remise à plat (cas où la trajectoire de plan du vol est une trajectoire en descente, par exemple en approche d'un terrain environné de montagnes).  The shape of the protection volume associated with the aircraft 1 is no longer determined so as to bring together the majority of the clearance paths within the range of the aircraft 1 in the event of the unexpected presence of a relief, an obstacle to the ground or a prohibited overflight zone on its foreseeable short-term trajectory, but in such a way as to ensure the aircraft's maneuvering freedom over the course of the part of the trajectory planned in its flight plan displayed on the aircraft. a navigation map. This leads to giving the volume of protection associated with the aircraft 1 the form of two contiguous protective envelopes, one on the right 6, the other on the left 7 containing the spaces necessary for the aircraft 1 to perform a complete turn , flat, with an imposed turn radius and taking into account the local wind, by the right for the right side protection envelope 6 and by the left for the left side protection envelope 7. Thus, each of the envelopes of Lateral protection 6, 7 extends horizontally: in front of the aircraft 1, in a current position along the trajectory 2 provided for in the flight plan, over distances LFr, LF, which are sufficient to enable the aircraft 1 aircraft 1 to perform a quarter turn, horizontally, on the right or left side by making a turn o with the imposed radius and taking into account the local wind, - on the sides of the aircraft, in a position current along the flight path 2 provided on the flight plan, over distances Wr, W1 sufficient to allow the aircraft 1 to make a U-turn to the right or to the left by making a turn with the imposed radius and taking into account the local wind, towards the rear of the aircraft 1, in a current position along the trajectory 2 provided for in the flight plan, over distances LRr, LRI sufficient to allow the aircraft 1 to perform three quarters of a turn to the right or to the left when making a turn with the imposed radius and taking into account the local wind, and - down the aircraft 1, in a running position along the trajectory 2 provided in the flight plan, on a sufficient height Hb to take account of a margin of safety and security. a possible flattening maneuver (in cases where the flight plan trajectory is a descending trajectory, for example when approaching a terrain surrounded by mountains).

Par simplification, les deux enveloppes latérales de protection droite et gauche 6 et 7 ont la forme de deux parallélépipèdes rectangles accolés avec des arêtes latérales parallèles à la route de l'aéronef 1 dans sa position courante, et des dimensions LFr, LFI et LRr, LRI communes.  For simplicity, the two right and left side protection covers 6 and 7 have the shape of two rectangular parallelepipeds contiguous with lateral edges parallel to the road of the aircraft 1 in its current position, and dimensions LFr, LFI and LRr, LRI Commons.

Pour ce qui concerne la détection de limitations des marges latérales de manoeuvre d'un aéronef, en un point de sa trajectoire prévue au plan de vol, ces deux enveloppes latérales droite et gauche de protection 6 et 7 s'utilisent comme dans les systèmes TAWS avertisseurs de risque de collision avec le sol, en surveillant la pénétration de relief ou d'obstacle au sol dans leurs volumes intérieurs ou le passage de ces enveloppes de protection au-dessus d'une zone à survol interdit. La surveillance consiste ici à détecter d'une part, la pénétration au travers des faces avant et inférieures de ces enveloppes latérales de protection 6 et 7, d'une enveloppe du terrain survolé qui est élaborée à partir d'une base de données d'élévations du terrain embarquée ou consultable depuis l'aéronef en tenant compte d'une marge d'incertitude de mesure des élévations des points de la base de données et d'une marge d'incertitude de mesure de la localisation de l'aéronef, et qui répertorie reliefs et obstacles au sol et/ou zones interdites de survol, et d'autre part, le passage, au-dessous de ces enveloppes latérales droite et gauche de protection 6 et 7, d'une zone interdite de survol, répertoriée dans l'enveloppe du terrain survolé.  As regards the detection of limitations of the lateral maneuvering margins of an aircraft, at one point of its trajectory provided for in the flight plan, these two right and left protective side envelopes 6 and 7 are used as in the TAWS systems. Ground-collision risk warning devices, by monitoring the penetration of landforms or obstructions on the ground in their interior volumes or the passage of these protective envelopes over a prohibited overflight zone. The monitoring here consists in detecting, on the one hand, the penetration through the front and bottom faces of these lateral protective envelopes 6 and 7, of an overflown terrain envelope which is elaborated from a data base of elevations of the land on board or searchable from the aircraft taking into account a margin of uncertainty of measurement of the elevations of the points of the database and a margin of uncertainty of measurement of the location of the aircraft, and which lists reliefs and obstacles on the ground and / or prohibited overflight zones, and on the other hand, the passage, under these right and left protective side envelopes 6 and 7, of a prohibited overflight zone, listed in the envelope of the terrain overflown.

Pour la signalisation des marges latérales réduites de manoeuvre, on utilise une carte de navigation affichée sur la planche de bord de l'aéronef où figure une partie plus où moins importante de la trajectoire latérale du plan de vol restant à parcourir. On fait décrire virtuellement la partie affichée de la trajectoire latérale prévue au plan de vol par la position courante de l'aéronef 1 associée aux deux enveloppes latérales droite et gauche de protection 6 et 7, et l'on marque sur la carte de navigation chaque position de la trajectoire latérale du plan de vol où se produit une détection de pénétration de relief ou d'obstacles au sol, ou un passage sur une zone interdite de survol, par un signe distinctif, par exemple un doublement de la trajectoire du plan de vol au point concerné, du côté de l'enveloppe latérale de protection 6, 7 en cause comme montré à la figure 2.  For the signaling of the reduced lateral margins of maneuver, one uses a navigation map displayed on the dashboard of the aircraft where appears a more or less important part of the lateral trajectory of the flight plan remaining to go. The displayed part of the lateral trajectory provided for in the flight plan is virtually described by the current position of the aircraft 1 associated with the two right and left protective side envelopes 6 and 7, and the navigation chart is marked on the position of the lateral trajectory of the flight plan where a detection of penetration of landforms or obstacles on the ground, or a passage over a prohibited overflight zone, takes place by a distinctive sign, for example a doubling of the trajectory of the plane of flight at the point concerned, on the side of the protective side shell 6, 7 in question as shown in Figure 2.

Sur cette figure 2, on distingue un aéronef 10 ayant à parcourir une partie affichée 11 de trajectoire prévue au plan de vol empruntant un couloir 12 entre deux reliefs montagneux 13 et 14. Les reliefs montagneux 13, 14 sont infranchissables par un aéronef 10 respectant la trajectoire verticale associée à la partie affichée 11 de trajectoire latérale car ils sont supposés avoir des altitudes dépassant celle du plancher de sécurité affectée dans le plan de vol à la partie 11 de trajectoire latérale. Lorsque l'aéronef 10 parcourt virtuellement la partie 11 de trajectoire latérale, il perd sa liberté de manoeuvre latérale à plat dès que les reliefs montagneux 10, 11 pénètrent dans l'une 6 ou 7 des enveloppes latérales de protection.  FIG. 2 shows an aircraft 10 having to travel through a displayed portion 11 of trajectory provided on the flight plan using a corridor 12 between two mountainous landforms 13 and 14. The mountainous landforms 13, 14 are impassable by an aircraft 10 respecting the vertical trajectory associated with the displayed part 11 of lateral trajectory because they are supposed to have altitudes exceeding that of the safety floor assigned in the flight plan to the part 11 of lateral trajectory. When the aircraft 10 virtually traverses the lateral trajectory portion 11, it loses its lateral freedom of maneuver flat as soon as the mountainous reliefs 10, 11 penetrate into one of the 6 or 7 side protective envelopes.

Au début 15 du parcours de la partie de trajectoire latérale 11, les reliefs montagneux 13, 14 ne pénètrent pas dans les deux enveloppes latérales de protection. Aucune restriction de marge de manoeuvre latérale n'est signalée car l'aéronef 10 a la possibilité d'effectuer une manoeuvre de dégagement, à plat, par la droite ou la gauche en serrant son virage au maximum autorisé.  At the beginning of the course of the lateral trajectory portion 11, the mountainous reliefs 13, 14 do not penetrate into the two lateral protective envelopes. No restriction of lateral maneuvering room is reported because the aircraft 10 has the possibility of performing a disengagement maneuver, flat, by the right or left by tightening its turn to the maximum allowed.

Au premier tiers du parcours, en 16, le relief montagneux 14 pénètre dans l'enveloppe latérale gauche de protection signifiant qu'il est trop proche de la trajectoire latérale du plan de vol pour permettre à l'aéronef d'effectuer une manoeuvre de dégagement, à plat, sur la gauche même en serrant son virage au maximum autorisé. La marge de manoeuvre latérale de l'aéronef 10 sur la gauche est donc limitée. Cela est signalé sur la carte, par un doublement sur la gauche, en 17, de la partie concernée de la trajectoire latérale 11 du plan de vol. Sur le côté droit, toujours au premier tiers du parcours, en 16, le relief montagneux 13 est suffisamment éloigné pour ne pas pénétrer dans l'enveloppe latérale droite de protection. La marge de manoeuvre latérale de l'aéronef 10 sur la droite n'est pas limitée. II n'y a donc pas de signalement de restriction de marge de manoeuvre sur la droite. La trajectoire latérale du plan de vol n'est doublée que sur la gauche.  In the first third of the course, at 16, the mountainous terrain 14 enters the left side protection envelope, meaning that it is too close to the lateral trajectory of the flight plan to allow the aircraft to perform a clearance maneuver , flat, on the left even while tightening his turn to the maximum allowed. The lateral margin of maneuver of the aircraft 10 on the left is therefore limited. This is indicated on the map by a doubling on the left, at 17, of the relevant part of the lateral trajectory 11 of the flight plan. On the right side, always in the first third of the course, at 16, the mountainous terrain 13 is sufficiently far away not to penetrate into the right side protective envelope. The lateral margin of maneuver of the aircraft 10 on the right is not limited. There is therefore no signal of restriction of maneuver on the right. The lateral trajectory of the flight plan is only doubled on the left.

A mi parcours, en 18, la trajectoire latérale du plan de vol s'écarte du flanc gauche du couloir 12 sans trop se rapprocher du flanc droit du couloir 12, au point que le relief montagneux 14 délaisse l'enveloppe latérale gauche de protection sans que pour autant le relief montagneux 13 ne pénètre dans l'enveloppe latérale droite de protection. La signalisation de restriction de marge de manoeuvre latérale sur la gauche disparaît. Il n'y a plus de restrictions des marges de manoeuvre latérale.  Midway, at 18, the lateral trajectory of the flight plan deviates from the left flank of the corridor 12 without coming too close to the right flank of the corridor 12, to the point that the mountainous terrain 14 abandons the left lateral protection envelope without that so far the mountainous terrain 13 does not enter the right side protective envelope. The lateral margin restriction signaling on the left disappears. There are no longer any restrictions on lateral leeway.

Aux deux tiers du parcours, en 19, le flanc droit du couloir 12 se rapproche suffisamment pour pénétrer dans l'enveloppe latérale droite de protection signifiant une limitation de la marge de manoeuvre latérale de l'aéronef 10 sur la droite interdisant à l'aéronef 10 d'effectuer une manoeuvre de dégagement, à plat, sur la droite même en serrant le virage au maximum autorisé. Cela est signalé sur la carte par un doublement sur la droite, en 20, de la partie concernée de la trajectoire latérale 11 du plan de vol. En fin du parcours, en 21, le couloir 12 se resserre suffisamment pour que ses flancs droit et gauche pénètrent les deux enveloppes latérales droite et gauche de protection signifiant des limitations des marges de manoeuvre latérale de l'aéronef 10 aussi bien sur la droite que sur la gauche lui interdisant d'effectuer une manoeuvre de dégagement, à plat, sur la droite comme sur la gauche, même en serrant son virage au maximum autorisé.  At two-thirds of the course, at 19, the right flank of the lane 12 is close enough to penetrate into the right side protective envelope, meaning a limitation of the lateral margin of maneuver of the aircraft 10 on the right prohibiting the aircraft 10 perform a clearance maneuver, flat, on the right even by tightening the turn to the maximum allowed. This is indicated on the map by a doubling on the right, at 20, of the relevant part of the lateral trajectory 11 of the flight plan. At the end of the run, at 21, the lane 12 is tightened sufficiently so that its right and left flanks penetrate the two right and left side protective envelopes, which signify limitations on the lateral maneuvering margins of the aircraft 10 on the right as well as on the right. on the left prohibiting him to make a maneuver of release, flat, on the right as on the left, even by tightening his turn to the maximum allowed.

Cela est signalé sur la carte par un doublement sur la droite, en 20, et par un doublement sur la gauche en 22 de la partie concernée de la trajectoire latérale 11 du plan de vol. Pour fixer les dimensions dans le plan horizontal des enveloppes latérales droite et gauche de protection, on se base sur une estimation des dimensions longitudinales et latérales des surfaces horizontales occupées par la trace au sol de la trajectoire parcourue par l'aéronef lorsqu'il effectue un tour complet, à plat, en serrant le virage au maximum autorisé et en présence d'un vent local. Pour cette estimation, on commence par établir les équations paramétriques de la trace au sol en l'absence de vent local, puis, en présence de vent local, dans des repères liés à la route de l'aéronef (track) et aux axes des longitudes et latitude. On s'intéresse ensuite aux points de cette trace où s'annule la vitesse longitudinale (parallèle à la route prévue dans le plan de vol) ou latérale (perpendiculaire à la route prévue dans le plan de vol).  This is indicated on the map by a doubling on the right, at 20, and a doubling on the left at 22 of the relevant part of the lateral trajectory 11 of the flight plan. In order to fix the dimensions in the horizontal plane of the left and right protective side envelopes, an estimation of the longitudinal and lateral dimensions of the horizontal surfaces occupied by the ground track of the trajectory traveled by the aircraft when it performs a complete turn, flat, tightening the turn to the maximum allowed and in the presence of a local wind. For this estimation, we begin by establishing the parametric equations of the ground track in the absence of local wind, then, in the presence of local wind, in markers linked to the aircraft's route (track) and to the axes of the longitudes and latitude. We then look at the points of this track where the longitudinal speed (parallel to the planned flight plan route) or lateral (perpendicular to the planned route in the flight plan) is canceled.

Comme représenté à la figure 3, en l'absence de vent local, les trajectoires de l'aéronef effectuant un tour complet, à plat, depuis un point de la trajectoire latérale prévu au plan de vol, en serrant le virage au maximum autorisé, sur le côté droit, comme sur le côté gauche sont des cercles 30, 31 passant par la position de départ sur la trajectoire prévue au plan de vol, ayant une tangente commune orientée selon le cap de l'aéronef (vecteur @) et un rayon R correspondant au plus petit rayon de virage acceptable sur le moment. Ces cercles 30, 31, qui représentent les trajectoires en virage les plus serrées autorisées, d'un côté ou de l'autre, pour l'aéronef, répondent au système d'équations paramétriques: 6.R.[1 cos(wt + y) R.sin(wt + y) (xl (t) = y) avec R= TAS2 g. tan 9rol1 w _ TAS = g. tan ro11 (1)  As represented in FIG. 3, in the absence of local wind, the trajectories of the aircraft performing a complete, flat turn from a point on the lateral trajectory provided for in the flight plan, by tightening the turn to the maximum allowed, on the right side, as on the left side are circles 30, 31 passing through the starting position on the trajectory provided in the flight plan, having a common tangent oriented along the heading of the aircraft (vector @) and a radius R corresponding to the smallest corner radius acceptable at the moment. These circles 30, 31, which represent the tightest corner curves allowed, on one side or the other, for the aircraft, respond to the system of parametric equations: 6.R. [1 cos (wt + y) R.sin (wt + y) (xl (t) = y) with R = TAS2 g. tan 9rol1 w _ TAS = g. tan ro11 (1)

R TASR TAS

TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, g étant l'accélération de la pesanteur, (prou étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manoeuvre, y étant un facteur dépendant des conditions initiales, S étant un coefficient égal à +1 pour un virage à droite et -1 pour un virage à gauche.  TAS being the amplitude of the airspeed of the aircraft, where g is the acceleration of gravity, (most preferably being the angle of roll of the aircraft during the maneuver, being a factor depending on the initial conditions, S being a coefficient equal to +1 for a right turn and -1 for a left turn.

La vitesse air de l'aéronef, lorsqu'il parcourt ces cercles s'écrit alors: S.Rw. sin(wt + y) \Rw. cos(wt + y) En présence d'un vent local constant en vitesse et en direction, les cercles 30, 31 laissent au sol des traces 40, 41 en forme d'arches de cycloïde, comme cela est représenté dans la figure 4. Le système d'équations paramétriques d'une trace au sol peut être obtenu par intégration du système d'équations paramétriques de la vitesse air de parcours sur le cercle correspondant.  The air speed of the aircraft, when it runs through these circles is then written: S.Rw. sin (wt + y) \ Rw. cos (wt + y) In the presence of a local wind constant in speed and direction, the circles 30, 31 leave on the ground traces 40, 41 in the form of cycloid arches, as shown in FIG. The system of parametric equations of a ground track can be obtained by integrating the system of parametric equations of the air velocity of travel on the corresponding circle.

Lorsque l'on tient compte du vent, le système (2) d'équations 20 paramétriques de la vitesse de l'aéronef, exprimé dans un repère sol X Y dont l'axe des ordonnées Y est orienté selon le cap de l'aéronef, devient: (S.Rw. sin(wt + y) + WSX Rw.cos(wt + y) + WS,, (x \Y / (t) = (2) (x Yi (t) = (WSX WSY étant le vecteur vent Par intégration, on obtient, dans ce repère sol, le système d'équations paramétriques de la trace: (WSX.t 8.R. cos(wt + y) + Cx jWS,, .t + R. sin(wt + y) + C,, CX et Cy étant des constantes d'intégration qui dépendent du repère considéré.  When the wind is taken into account, the system (2) of parametric equations of the speed of the aircraft, expressed in an XY ground reference whose Y axis is oriented according to the heading of the aircraft, becomes: (S.Rw. sin (wt + y) + WSX Rw.cos (wt + y) + WS ,, (x \ Y / (t) = (2) (x Yi (t) = (WSX WSY being the wind vector By integration, one obtains, in this ground reference, the system of parametric equations of the trace: (WSX.t 8.R. cos (wt + y) + Cx jWS ,, .t + R. sin ( wt + y) + C ,, CX and Cy being integration constants that depend on the reference considered.

Dans un repère air Xh Yh dont l'axe des ordonnées Y est orienté selon le cap (heading) de l'aéronef le système d'équations paramétriques (2) devient: "x(t) _ 'S.Rw.sin(wt + y) + WSX h Rw.cos(wt + y) + WS,, Par intégration, il donne, dans ce repère air, le système d'équations paramétriques de la trace au sol: (WS h.t S.R.cos(wt+)+Cx, \WSy/ .t + R.sin(wt + yh) + Cn, La condition initiale de position est: x \y, r=o car l'aéronef est initialement au centre du repère. La condition initiale de vitesse est: (x WSXh , t=o TAS + WSY1 car l'aéronef a un vecteur vitesse orienté initialement selon l'axe de route i.  In an air reference Xh Yh whose y-axis is oriented according to the cap (heading) of the aircraft the system of parametric equations (2) becomes: "x (t) _ 'S.Rw.sin (wt + y) + WSX h Rw.cos (wt + y) + WS ,, By integration, it gives, in this air reference, the system of parametric equations of the ground trace: (WS ht SRcos (wt +) + Cx, \ WSy / .t + R.sin (wt + yh) + Cn, The initial condition of position is: x \ y, r = o because the aircraft is initially in the center of the marker. : (x WSXh, t = o TAS + WSY1 because the aircraft has a speed vector initially oriented along the road axis i.

A l'instant initial t=0, le système d'équation (3) donne pour vitesse air initiale: ix\ (S.Rw. sin(y) + WSx h @r o Rw.cos(y)+WS,,J (3) \Y)h (4) (5) (6) La condition de vitesse initiale (relation 6) implique: cos(',,) =1 sin(yh) = 0 yj, =0 En tenant compte de ces relations dans le système d'équations (4), il vient: x (0) = ( S.R. + Cxh \ I h o et la condition de position initiale (relation 5) implique: Cx,, = S.R.  At the initial moment t = 0, the system of equation (3) gives for initial air speed: ix \ (S.Rw. sin (y) + WSx h @ro Rw.cos (y) + WS ,, J (3) \ Y) h (4) (5) (6) The initial velocity condition (relation 6) implies: cos (',,) = 1 sin (yh) = 0 yj, = 0 Taking into account these relations in the system of equations (4), it comes: x (0) = (SR + Cxh \ I ho and the condition of initial position (relation 5) implies: Cx ,, \ = SR

C,, = 0 Dans un repère sol XtYt, dont l'axe des ordonnées Yt est orienté 15 selon la route (track) de l'aéronef (cas de la figure 4), le système d'équations paramétriques (2) devient: "S.Rw. sin(wt + y,) + WSxt Par intégration, il donne, dans ce repère sol, le système d'équations paramétriques de la trace: (WSx, .t S.R. cos(wt + y,) + Cx, l yJ t.t+R.sin(wt+yt)+ La condition de position initiale: rx Ol (0) = 0)/j 0) ).), (t) Rw. cos(wt + yt) + WS,, (7) (8) exprimant que l'aéronef est initialement au centre du repère, et celle de vitesse initiale: exprimant que l'aéronef a un vecteur vitesse orienté initialement selon l'axe de route i conduisent aux valeurs de constantes d'intégration: Cx, =5.R. cos(y, ) C, _ R.sin(y,) yt = B.(Track Heading) Dans le repère géographique habituel des cartes de navigation XgYg qui utilise les axes des longitudes et des latitudes, le système d'équations paramétriques (1) devient: ^ ,/ GS1 B.Rw. sin(wt + yg) + WS YR Rw. cos(wt + yg) + WSYg Par intégration, il donne, dans ce repère géographique, le système d'équations paramétriques de la trace: (WSxg.t B.R. cos(wt + yg) + Cxg WSyg.t + R. sin(wt + yg) + Cyg La condition de position initiale: x (0) = 'Long y g Lat et la condition de vitesse initiale: (0)= (GS. sin(track) \Y} g GS.cos(track)) conduisent aux valeurs de constantes d'intégration: Cxg =Long + 6.R. cos(yg) Cyg = Lat R. sin(yg) yg = B.Heading + k.II Le système (7) d'équations paramétriques de la vitesse dans le repère sol XtYt permet d'évaluer les dimensions longitudinale et latérale de la surface horizontale de manoeuvre nécessaire à l'aéronef pour effectuer un tour complet par la droite ou par la gauche.  C ,, = 0 In a ground reference XtYt, whose Yt axis is oriented according to the track (track) of the aircraft (case of FIG. 4), the system of parametric equations (2) becomes: "S.Rw. sin (wt + y,) + WSxt By integration, it gives, in this ground reference, the system of parametric equations of the trace: (WSx, .t SR cos (wt + y,) + Cx , l yJ t.t + R.sin (wt + yt) + The initial position condition: rx Ol (0) = 0) / j 0)).), (t) Rw. cos (wt + yt) + WS ,, (7) (8) expressing that the aircraft is initially in the center of the marker, and that of initial velocity: expressing that the aircraft has a velocity vector initially oriented along the road axis i lead to the values of constants of integration: Cx, = 5.R.co (y,) C, _sin (y,) yt = B. (Track Heading) In the usual geographical reference point of navigation charts XgYg which uses axes of longitudes and latitudes, the system of parametric equations (1) becomes: ^, / GS1 B.Rw. sin (wt + yg) + WS YR Rw. cos (wt + yg ) + WSYg By integration, it gives, in this geographical reference, the system of parametric equations of the trace: (WSxg.t BR cos (wt + yg) + Cxg WSyg.t + R. sin (wt + yg) + Cyg The initial position condition: x (0) = 'Long yg Lat and the initial speed condition: (0) = (GS. sin (track) \ Y} g GS.cos (track)) lead to the values of integration constants: Cxg = Long + 6.R. cos (yg) Cyg = Lat R. sin (yg) yg = B.Heading + k.II The system (7) of parametric equations of the velocity in the ground reference XtYt makes it possible to evaluate the longitudinal and lateral dimensions of the horizontal maneuvering surface required for the aircraft to perform a complete turn by the right or left.

En effet, si l'on suppose que la vitesse air réelle de l'aéronef est supérieure à celle du vent local, les vitesses longitudinale et latérale de l'aéronef décrivant l'une ou l'autre des arches de cycloïde correspondant à un virage par la droite ou par la gauche s'annulent périodiquement. La figure 4 montre ce phénomène dans le cas particulier d'un vent de travers W. On y distingue, sur la première arche de cycloïde de chaque trace 40, 41, deux positions 42, 43 pour la trace 40 du virage à gauche et 44, 45 pour la trace 41 du virage à droite où la vitesse longitudinale s'annule et deux positions 46, 47 pour la trace 40 du virage à gauche et 48, 49 pour la trace 41 du virage à droite où la vitesse latérale s'annule.  Indeed, if it is assumed that the real air speed of the aircraft is greater than that of the local wind, the longitudinal and lateral speeds of the aircraft describing one or other of the cycloid arches corresponding to a turn right or left cancel each other periodically. FIG. 4 shows this phenomenon in the particular case of a crosswind W. On the first cycloid arch of each trace 40, 41, there are two positions 42, 43 for the trace 40 of the left turn and 44 , 45 for the trace 41 of the right turn where the longitudinal speed is zero and two positions 46, 47 for the trace 40 of the left turn and 48, 49 for the trace 41 of the right turn where the lateral speed is canceled. .

Les ordonnées des positions de la première 42 sur la trace 40 et respectivement 44 sur la trace 41, et de la deuxième annulation 43 sur la trace 40 et respectivement 45 sur la trace 41, de vitesse longitudinale renseignent sur les étendues longitudinales des surfaces de manoeuvre nécessaires à droite et à gauche tandis que les abscisses des positions de la première 46 sur la trace 40 et respectivement 48 sur la trace 41 renseignent sur les étendues latérales des surfaces de manoeuvre nécessaires.  The ordinates of the positions of the first 42 on the trace 40 and respectively 44 on the trace 41, and the second cancellation 43 on the trace 40 and 45 respectively on the trace 41, of longitudinal velocity provide information on the longitudinal extents of the maneuvering surfaces left and right while the abscissa positions of the first 46 on the trace 40 and respectively 48 in the trace 41 provide information on the lateral extents of the necessary maneuvering surfaces.

Les temps de parcours tut, tLr1 et tue, tLr2 nécessaires à l'aéronef pour parvenir aux positions des première et deuxième annulations de vitesse longitudinale 42, 43 ou 44, 45 sur les traces 40 et 41 se déduisent des équations de la vitesse sur ces traces. Par commodité, on s'intéresse à une seule trace pour laquelle le temps de parcours nécessaire pour parvenir à la première annulation de vitesse longitudinale est noté tL1 et le temps de parcours nécessaire pour parvenir à la deuxième annulation tL2. L'équation de la vitesse est donnée par la relation: (5)),(t) = (Rw.cos(wt + y,) +WSy, Lorsque: (y)t(t)=0 il vient: arccosr TAS / y + 2k.I1 arccos TAS yt + 2k.II avec l'entier k tel que: wt>0 t= wt <2.1-1 et les ordonnées yt(tLl) et yt(tL2) des équations: y, (tL1) -)WS,,, + R. sin(wtLl + y, ) R. sin(y, ) y, (tL2) =)WS,,, .tL2 + R. sin(wtL2 + yt) R. sin(y, ) tirée du système (8) d'équations paramétriques de la trace au sol, avec: y, = -8.(Track Heading) Compte tenu de la variété des formes possibles des arches de cycloïde des traces 40, 41 en fonction de la force et de l'orientation du vent local W par rapport au cap et à la vitesse air de l'aéronef, on choisit de donner à la dimension longitudinale Lf, en direction de l'avant de l'aéronef, des enveloppes droite et gauche de protection, la plus grande valeur parmi: - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par la TAS2 relation: R = , et g. tan Y'rorl les valeurs prises par la composante yt des systèmes d'équations paramétriques (8) des traces au sol 40, 41 aux temps tL,l, tLI2, tLrl et tLr2, Lf = Max [2R; yt (tLll) ; yt (tL12) ; yt (tLr] ) ; yt (tLr2)] r -Ll 1 w ^tL2 / 1 w Toujours, en raison de la grande variété des formes possibles des arches de la cycloïde, on choisit de se référer, pour la dimension longitudinale Lr, en direction de l'arrière de l'aéronef, des enveloppes latérales droite et gauche de protection, à l'ordonnée de la position la plus en arrière de l'aéronef où la vitesse longitudinale s'annule, qui est donnée par l'expression: Mln[yt (tLI]) ; Y, (tL12) ; Yt (tLrl) ; .yt (tLr2)J Comme l'ordonnée de la position la plus en arrière de l'aéronef peut être négative, on adopte, pour dimension longitudinale Lr en direction de l'arrière de l'aéronef, la valeur absolue de l'ordonnée de la position la plus en arrière de l'aéronef où la vitesse longitudinale s'annule: Lr = Abs(Min[y, (tLll) ; yt (tL12) ; y(tLrl) ; yt (tLr2)D De la même manière, les temps de parcours twi et tW2 nécessaires à l'aéronef pour parvenir aux positions des première et deuxième annulations 20 de vitesse latérale 46, 47 ou 48, 49 sur une trace 40 ou 41 se déduisent de la relation tirée du système (7) d'équations paramétriques: (z), (t) _ (B.Rw. sin(wt + yt) + WSX t) avec: (x)t(t)=o II vient: 1 aresin 8 WSXf y, + 2k.H (tw, w TAS ( avec l'entier k tel que: wt>0 t= wt 2.H tN 2 aresin\ 8 TAS yt + (2k + 1).H et les abscisses xt(tw1) et xt(tW2) des équations: x, (tin) = WSx, .tw, B.R. cos(wtw, + y, ) + B.R. cos(y, ) x, (tw2) = WSx, Étw2 B.R. cos(wtw2 + y, ) + B.R. cos(y, ) tirées du système (8) d'équations paramétriques de la trace au sol, avec: y, _ B.(Track Heading) En raison de la grande variété des formes possibles des arches 10 de cycloïde des traces 40 et 41, on choisit, pour la dimension latérale Wr de l'enveloppe latérale droite de protection la plus grande valeur parmi: le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par la TAS2 relation: R = , et g. tan ÇP,.ol1 - les valeurs prises par la composante xt du système d'équations paramétriques (8) de la trace au sol aux temps tWrl et tWr2 augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation, c'est-à-dire de l'incertitude de positionnement de l'aéronef, en latéral par rapport la route prévue dans son plan de vol: W. = Max [2R; x, (tw,.,) ; x, (twr2)]+ Wn avec B = +1 et pour la dimension latérale W1 de l'enveloppe latérale gauche de protection, la plus grande parmi: le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par la TAS2 relation: R = , et g. tan çp,011 les opposées des valeurs prises par la composante xt du système d'équations paramétriques (8) de la trace au sol aux temps twii et tW12 (pour tenir compte de leurs signes négatifs dans le repère terrestre t) augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation, c'est-à-dire de l'incertitude de positionnement de l'aéronef, en latéral par rapport la route prévue dans son plan de vol: WI = Max[2R; xi (tm,) ; xt (t, z)1+ Wn avec 8 = -1 La dimension Hb, dans le plan vertical, des enveloppes latérales droite et gauche de protection est choisie, comme montré à la figure 5, de manière à contenir une marge de sécurité MTCD (acronyme tiré de l'expression anglosaxonne:"Minimum Terrain Clearance Distance") qui peut être celle utilisée par un système TAWS, augmentée d'une éventuelle marge verticale Hd de remise à plat si l'aéronef est en descente.  The travel times tut, tLr1 and kills, tLr2 necessary for the aircraft to arrive at the positions of the first and second longitudinal speed cancellations 42, 43 or 44, 45 on the tracks 40 and 41 are deduced from the equations of the speed on these traces. For convenience, we are interested in a single trace for which the travel time necessary to achieve the first longitudinal speed cancellation is noted tL1 and the travel time necessary to reach the second cancellation tL2. The equation of velocity is given by the relation: (5)), (t) = (Rw.cos (wt + y,) + WSy, When: (y) t (t) = 0 it comes: arccosr TAS / y + 2k.I1 arccos TAS yt + 2k.II with the integer k such that: wt> 0 t = wt <2.1-1 and the ordinates yt (tLl) and yt (tL2) of the equations: y, (tL1 ) -) WS ,,, + R. sin (wtL1 + y,) R. sin (y,) y, (tL2) =) WS ,,, .tL2 + R. sin (wtL2 + yt) R. sin ( y,) derived from the system (8) of parametric equations of the ground track, with: y, = -8. (Track Heading) Given the variety of possible shapes of the cycloid arches of tracks 40, 41 depending of the force and orientation of the local wind W with respect to the heading and the air speed of the aircraft, it is chosen to give the longitudinal dimension Lf, towards the front of the aircraft, the right envelopes and left of protection, the largest value among: - the 2R turn diameter whose value is given by the relationship TAS2: R =, and g. tan Y'rorl the values taken by the yt component of the parametric equation systems (8) of the ground traces 40, 41 at times tL, l, tLI2, tLrl and tLr2, Lf = Max [2R; yt (tL11); yt (tL12); yt (tLr]); yt (tLr2)] r -Ll 1 w ^ tL2 / 1 w Always, because of the great variety of possible shapes of the arches of the cycloid, one chooses to refer, for the longitudinal dimension Lr, towards the back of the aircraft, right and left protective side envelopes, at the ordinate of the rearmost position of the aircraft where the longitudinal speed is canceled, which is given by the expression: Mln [yt (tLI ]); Y, (tL12); Yt (tLrl); .yt (tLr2) J Since the ordinate of the rearmost position of the aircraft can be negative, the longitudinal value Lr in the direction of the rear of the aircraft is adopted as the absolute value of the ordinate. from the furthest rearward position of the aircraft where the longitudinal velocity vanishes: Lr = Abs (Min [y, (tLll); yt (tL12); y (tLrl); yt (tLr2) D In the same way , the twi and tW2 travel times required for the aircraft to arrive at the positions of the first and second lateral speed cancellations 46, 47 or 48, 49 on a track 40 or 41 are deduced from the relation drawn from the system (7). of parametric equations: (z), (t) _ (B.Rw. sin (wt + yt) + WSX t) with: (x) t (t) = o II comes: 1 aresin 8 WSXf y, + 2k .H (tw, w TAS (with the integer k such that wt> 0 t = wt 2.H tN 2 aresin \ 8 TAS yt + (2k + 1) .H and the abscissa xt (tw1) and xt ( tW2) equations: x, (tin) = WSx, .tw, BR cos (wtw, + y,) + BR cos (y,) x, (tw2) = WSx, Etw2 BR cos (wtw2 + y,) + BR cos (y,) taken from the system (8) of parametric equations of the ground trace, with: y, _ B. (Track Heading) Due to the wide variety of possible shapes of the arches 10 of cycloid traces 40 and 41, we choose, for the lateral dimension Wr of the protective right side envelope the largest value among: the diameter of turn 2R whose value is given by the relationship TAS2: R =, and g. tan PP, .ol1 - the values taken by the xt component of the system of parametric equations (8) of the ground track at time tWrl and tWr2 increased by the width Wn of the navigation band, i.e. the positioning uncertainty of the aircraft, in lateral relation to the planned route in its flight plan: W. = Max [2R; x, (tw,.,); x, (twr2)] + Wn with B = +1 and for the lateral dimension W1 of the left side protective envelope, the largest of: the 2R turn diameter whose value is given by the TAS2 relation: R = , and g. tan çp, 011 the opposite of the values taken by the xt component of the system of parametric equations (8) of the ground trace at times twii and tW12 (to take into account their negative signs in the terrestrial reference t) plus the width Wn of the navigation band, that is to say, the uncertainty of positioning of the aircraft, in lateral relation to the planned route in its flight plan: WI = Max [2R; xi (tm,); xt (t, z) 1+ Wn with 8 = -1 The dimension Hb, in the vertical plane, of the right and left protective side envelopes is chosen, as shown in FIG. 5, so as to contain a margin of safety MTCD (acronym derived from the English expression: "Minimum Terrain Clearance Distance") which may be the one used by a TAWS system, plus a possible vertical margin Hd of flat landing if the aircraft is descending.

Comme montré à la figure 5, la trajectoire verticale suivie par un aéronef en phase de descente dont l'équipage a pris la décision de quitter la trajectoire de descente prévue dans son plan de vol par un changement de cap après remise à plat peut se décomposer en trois phases: une phase initiale 50 s'étendant pendant un temps de réaction Tcrew laissé à l'équipage pour entamer la manoeuvre de remise à plat, au cours de laquelle l'aéronef conserve son angle de descente, la phase de remise à plat 51 pendant laquelle l'aéronef se redresse à l'horizontal avec un facteur d'accélération normale n constant, par exemple de 0,5, et une phase finale 52 où l'aéronef continue son vol à l'horizontal. Dans ce cas, la marge verticale de remise à plat peut être estimée au moyen de la relation: GStz Hd = Zt- + GS,- .Tcew,. tan(FPAI- ) + (cos(FPAt_ ) -1) n.g Zt=o étant l'altitude initiale de l'aéronef, GSt=o étant la vitesse sol initiale de l'aéronef, FPAt=o l'angle initial de pente de la trajectoire verticale de l'aéronef, n étant le facteur d'accélération normale utilisé lors de la manoeuvre de remise à plat, et g étant l'accélération de la pesanteur.  As shown in FIG. 5, the vertical trajectory followed by an aircraft in a descent phase whose crew has decided to leave the planned glide path in its flight plan by a change of course after being flattened can decompose. in three phases: an initial phase 50 extending during a reaction time Tcrew left to the crew to start the flattening maneuver, during which the aircraft maintains its angle of descent, the flattening phase 51 during which the aircraft recovers horizontally with a normal acceleration factor n constant, for example 0.5, and a final phase 52 where the aircraft continues its flight horizontally. In this case, the vertical margin of flattening can be estimated by means of the relation: GStz Hd = Zt- + GS, - .Tcew ,. tan (FPAI-) + (cos (FPAt_) -1) ng Zt = o being the initial altitude of the aircraft, GSt = o being the initial ground speed of the aircraft, FPAt = o the initial slope angle the vertical trajectory of the aircraft, where n is the normal acceleration factor used during the recovery operation, and g is the acceleration of gravity.

En final, on estime la dimension H b, dans le plan vertical, des enveloppes latérales droite et gauche de protection 6 et 7 à partir de la relation: 20 T,Q14 GSz Hb = Z,_o +GS,=o.tan(FPA)+ 1-(cos(FPA) 1) MTCD n.g FPA étant un angle de pente pris égal à l'angle initial de pente FPAt=o lorsque ce dernier est négatif et à zéro lorsque l'angle initial de pente FPAt=o 5 est positif ou nul: FPA = FPA,=o si FPA,=o < 0 (aéronef en descente) FPA = 0 si FPA c=o 0 (aéronef en montée ou à plat)  Finally, it is estimated that the dimension H b, in the vertical plane, of the right and left protective side shells 6 and 7 from the relation: T T, Q14 GSz Hb = Z, _o + GS, = o.tan ( FPA) + 1- (cos (FPA) 1) MTCD ng FPA being an angle of slope taken equal to the initial angle of slope FPAt = o when the latter is negative and to zero when the initial angle of slope FPAt = o 5 is positive or zero: FPA = FPA, = o if FPA, = o <0 (descending aircraft) FPA = 0 if FPA c = 0 0 (aircraft uphill or flat)

Claims (10)

REVENDICATIONS 1. Procédé d'évaluation et de signalisation des marges latérales de manoeuvre de part et d'autre d'une trajectoire (2, 11) prévue au plan de vol d'un aéronef (1) pourvu d'un dispositif de localisation et d'un dispositif cartographique élaborant, à partir d'une base de données topographiques embarquée ou accessible du bord, une enveloppe du terrain survolé (3, 4, 5) comportant les étapes de: - génération, à partir d'une position de l'aéronef courant le long de la trajectoire (2, 11) prévue au plan de vol, de deux enveloppes accolées (6, 7) de protection latérale, droite et gauche s'étendant l'une (6) à droite et l'autre (7) à gauche d'une bande de navigation centrée sur la trajectoire prévue au plan de vol et de largeur Wn tenant compte des incertitudes de localisation de l'aéronef, de l'imprécision de l'enveloppe du terrain survolé (3, 4, 5) délivrée par le dispositif cartographique et d'une tolérance latérale admise dans le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol, l'enveloppe de protection latérale droite (6) délimitant un volume suffisant pour permettre à l'aéronef (1) d'effectuer au moins un demi-tour, à plat, par la droite, au cours d'un virage à rayon imposé R, l'enveloppe de protection latérale gauche (7) délimitant également un volume suffisant pour permettre à l'aéronef (1) d'effectuer au moins un demi-tour, à plat, par la gauche, au cours d'un virage à rayon imposé, et - détection des intrusions de l'enveloppe du terrain survolé dans les enveloppes de protection latérales droite et gauche (6, 7), et étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de signalisation des passages (16, 19, 21) de la trajectoire (2, 11) prévue au plan de vol à marges réduites de manoeuvre latérale sur la droite et/ou sur la gauche correspondant à des intrusions de l'enveloppe du terrain survolé (3, 4, 5) dans l'une ou l'autre des enveloppes latérales droite ou gauche (6, 7) de protection.  1. Method for evaluation and signaling of the lateral maneuvering margins on either side of a trajectory (2, 11) provided in the flight plan of an aircraft (1) equipped with a tracking device and a cartographic device developing, from a topographic database onboard or accessible from the edge, an envelope of the terrain overflown (3, 4, 5) comprising the steps of: - generation, from a position of the aircraft running along the flight plane trajectory (2, 11) of two side-by-side and right-handed side-by-side envelopes (6, 7) extending one (6) to the right and the other ( 7) to the left of a navigation band centered on the trajectory provided for in the flight plan and of width Wn taking into account the uncertainties of the location of the aircraft, the imprecision of the envelope of the terrain overflown (3, 4, 5) issued by the cartographic device and a lateral tolerance allowed in the follow-up of the planned trajectory e to the flight plan, the right lateral protection envelope (6) defining a sufficient volume to allow the aircraft (1) to perform at least a half-turn, flat, by the right, during an imposed radius turn R, the left lateral protection envelope (7) also delimiting a sufficient volume to allow the aircraft (1) to perform at least a half-turn, flat, from the left, during of an imposed radius turn, and - detection of intrusions of the ground envelope overflown in the right and left side protection covers (6, 7), and being characterized in that it also comprises a signaling step passages (16, 19, 21) of the trajectory (2, 11) provided for in the reduced margin lateral right-wing flight plan on the right and / or on the left corresponding to intrusions of the overflown terrain envelope (3). , 4, 5) in one or other of the right or left side protective envelopes (6, 7). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'une limitation de marge latérale de manoeuvre en un point de la trajectoire (11) prévue au plan de vol est signalée sur une carte de navigation par un doublement (17, 20, 22) du tracé de la trajectoire (11) au point concerné, du côté de chaque enveloppe latérale droite ou gauche (6, 7) de protection ayant subie une intrusion de l'enveloppe du terrain survolé (3, 4, 5).  2. Method according to claim 1, characterized in that a limitation of maneuvering lateral margin at a point of the trajectory (11) provided in the flight plan is indicated on a navigation chart by a doubling (17, 20, 22 ) from the course of the trajectory (11) at the point concerned, on the side of each right or left side protective envelope (6, 7) having undergone an intrusion of the overflown terrain envelope (3, 4, 5). 3. Procédé selon la revendicationl, caractérisé en ce que les enveloppes latérales droite et gauche de protection (6, 7) sont dimensionnées de manière à délimiter un volume suffisant pour permettre à l'aéronef (1) d'effectuer un tour complet, à plat, par la droite ou par la gauche en tenant compte du vent local W.  3. Method according to claim 1, characterized in that the right and left protective side envelopes (6, 7) are dimensioned so as to delimit a sufficient volume to allow the aircraft (1) to perform a complete turn, to flat, from the right or from the left taking into account the local wind W. 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le rayon R de virage imposé est un rayon minimum de virage autorisé pour l'aéronef considéré.4. Method according to claim 1, characterized in that the imposed turning radius R is a minimum turning radius authorized for the aircraft in question. 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les enveloppes latérales droite et gauche de protection (6, 7) sont de forme parallélépipédique, avec une face inférieure horizontale placée en dessous de l'aéronef à une distance verticale Hb correspondant à une marge de hauteur de sécurité MTCD augmentée d'une marge de manoeuvre de retour à l'horizontal Hd, deux faces latérales verticales, l'une tangente à la route de l'aéronef, l'autre décalée latéralement de l'aéronef de la distance nécessaire Wr, WI à l'aéronef (1) pour accomplir un demi-tour compte tenu du vent local W et du rayon imposé R de virage, une face frontale et une face arrière verticales ayant la route de l'aéronef comme axe directeur, la face frontale étant placée en avant de l'aéronef à une distance Lf correspondant à celle nécessaire à l'aéronef pour accomplir un quart de tour compte tenu du vent local Ws et du rayon imposé R de virage, et la face arrière étant écartée de la face avant de la distance nécessaire à l'aéronef pour compléter le quart de tour par un demi-tour compte tenu du vent local W et du rayon imposé R de virage.  5. Method according to claim 1, characterized in that the right and left protective side envelopes (6, 7) are of parallelepipedal shape, with a horizontal lower face placed below the aircraft at a vertical distance Hb corresponding to a height margin of safety MTCD plus a margin of maneuver to return to horizontal Hd, two vertical lateral faces, one tangent to the road of the aircraft, the other offset laterally from the aircraft the distance necessary Wr, WI to the aircraft (1) to perform a half-turn given the local wind W and the imposed radius R of turn, a front face and a vertical rear face having the aircraft's route as the steering axis, the front face being placed in front of the aircraft at a distance Lf corresponding to that required for the aircraft to complete a quarter turn considering the local wind Ws and the imposed radius R of turn, and the rear face being deviation from the front face of the distance necessary for the aircraft to complete the quarter turn by a half-turn given the local wind W and the imposed radius R turn. 6. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dimensions longitudinales des enveloppes latérales droite et gauche (6, 7) de 35 protection sont fonction du rayon imposé R de virage et des positions, par rapport à l'aéronef (1), des points (41, 42) des traces au sol des virages au rayon imposé R correspondant, pour l'aéronef (1), à une annulation de sa composante de vitesse parallèle à la route prévue dans son plan de vol.  6. Method according to claim 1, characterized in that the longitudinal dimensions of the right and left side protection envelopes (6, 7) are a function of the imposed turning radius R and the positions relative to the aircraft (1). , points (41, 42) of the ground traces of the turns to the imposed radius R corresponding, for the aircraft (1), to a cancellation of its speed component parallel to the planned route in its flight plan. 7. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dimensions latérales des enveloppes latérales droite et gauche (6, 7) de protection sont fonction du rayon imposé R de virage et des positions, par rapport à l'aéronef (1), des points (43, 44) des traces au sol des virages au rayon imposé R correspondant, pour l'aéronef (1), à une annulation de sa composante de vitesse perpendiculaire à la route prévue dans son plan de vol.7. Method according to claim 1, characterized in that the lateral dimensions of the right and left side protective envelopes (6, 7) are a function of the imposed turning radius R and the positions, with respect to the aircraft (1), points (43, 44) of the ground traces of the turns to the imposed radius R corresponding, for the aircraft (1), to a cancellation of its speed component perpendicular to the planned route in its flight plan. 8. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les enveloppes latérales droite et gauche (6, 7) de protection ont une même dimension longitudinale.8. Method according to claim 1, characterized in that the right and left side protective envelopes (6, 7) have the same longitudinal dimension. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que les enveloppes latérales droite et gauche (7, 6) de protection ont pour dimension longitudinale la somme d'une composante Lf, en direction de l'avant de l'aéronef (1), prise égale à la plus grande valeur parmi: - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par: TAS2 R= g. tan çoron TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, ç rot étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manoeuvre de virage, g étant l'accélération de la pesanteur, et les valeurs prises par la composante yt parallèle à la route prévue au plan de vol, de l'éloignement des positions sur les traces au sol de virages à droite et à gauche, au rayon imposé R, aux temps tLrl, tLIl et tLr2, tLI2 des premières et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef parallèle à la route prévue au plan de vol Lf = Max [2R; y, (tLn) ; yt (tL12) ; yt (ILPI) ; .yr \tLr2)] et d'une composante Lr, en direction de l'arrière de l'aéronef (1), prise égale à la valeur absolue de la plus petite des valeurs prises par la composante yt parallèle à la route prévue au plan de vol sur les traces au sol de virages à droite et à gauche, au rayon imposé, aux temps tLr1, tL11 et tLr2, tL12 des premières et deuxièmes annulations de la composante de vitesse de l'aéronef parallèle à la route prévue au plan de vol: Lr = Abs(Min[y, (tLu,) ; Y: (tL12) ; Y, tLr, ) ; Y, (tLr2)D 10  9. A method according to claim 8, characterized in that the right and left side protective envelopes (7, 6) have for longitudinal dimension the sum of a component Lf, towards the front of the aircraft (1) , taken equal to the largest value among: - the 2R turn diameter whose value is given by: TAS2 R = g. tan çoron TAS being the amplitude of the airspeed of the aircraft, ρ rot being the roll angle of the aircraft during the turning maneuver, g being the acceleration of gravity, and the values taken by the component yt parallel to the planned flight plan, from the positions on the ground tracks to right and left turns, to the imposed radius R, to the times tLrl, tLIl and tLr2, tLI2 of the first and second cancellations of the speed component of the aircraft parallel to the planned flight path Lf = Max [2R; y, (tLn); yt (tL12); yt (ILPI); .yr \ tLr2)] and a component Lr, towards the rear of the aircraft (1), taken as the absolute value of the smallest of the values taken by the yt component parallel to the planned route at flight plan on the ground tracks of right and left turns, at the imposed radius, at times tLr1, tL11 and tLr2, tL12 of the first and second cancellations of the speed component of the aircraft parallel to the planned route of flight: Lr = Abs (Min [y, (tLu,); Y: (tL12); Y, tLr,); Y, (tLr2) D 10 10. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dimensions latérales des deux enveloppes latérales droite et gauche (6, 7) de protection ont pour dimensions latérales, l'une, celle de droite Wr, la plus grande valeur parmi: le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par: R= TAS2 g. tan Y' roll TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, roll étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manoeuvre de virage, et - les valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps tWrl et tWr2 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol, augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation: Wr = Max [2R; x, (twr,) ; x, (4/.2)] + Wn avec 6 = +1 et l'autre, celle de gauche W1, la plus grande valeur parmi: - le diamètre de virage 2R, les opposées des valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps tW11 et tW12 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol augmentée de la largeur Wn de la bande de navigation: W = Max[2R; xt (tq,) ; x, (t,fl2)]+ Wn avec 8 = -110. A method according to claim 1, characterized in that the lateral dimensions of the two lateral envelopes right and left protective (6, 7) have side dimensions, one, that of right Wr, the largest value among: the turn diameter 2R whose value is given by: R = TAS2 g. tan Y 'roll TAS being the amplitude of the airspeed of the aircraft, roll being the angle of roll of the aircraft during the turning maneuver, and - the values taken by the component xt perpendicular to the planned route at flight plan on the ground track of the imposed radius turn, at time tWrl and tWr2 of the first and second cancellations of the aircraft speed component perpendicular to the planned flight path, increased by the width Wn of the navigation band: Wr = Max [2R; x, (twr,); x, (4 / .2)] + Wn with 6 = +1 and the other, that of left W1, the largest value among: - the turning diameter 2R, the opposite of the values taken by the component xt perpendicular to the planned flight path on the ground track of the imposed radius turn, at times tW11 and tW12 of the first and second cancellations of the aircraft speed component perpendicular to the planned flight plan route plus the width Wn of the navigation band: W = Max [2R; xt (tq,); x, (t, fl2)] + Wn with 8 = -1